亚跨声速风洞短轴探管速度场校测可行性研究与验证

根据GJB1179A-2012《低速和高速风洞流场品质要求》规定,速度场校测是风洞流场校测的关键项目,是评价风洞是否具备开展型号试验能力的重要依据。轴探管是用于亚跨声速风洞速度场校测的通用校测仪器。为了降低轴探管对流场的扰动,并在试验段内产生无干扰的流场,一般要求堵塞度不超过0.5%,头锥位于风洞收缩段内。近年来,随着国内2 m量级以上的大型跨声速风洞立项建设,传统的轴探管设计方案在制造、安装以及校测等方面都存在一定的困难。针对该问题,通过对轴探管头部气动外形以及安装位置的优化,削弱了轴探管头锥激波强度和扰动范围,发挥试验段加速区的消波能力,在试验段内产生了与传统长轴探管一致的无干扰流场,大大缩短了轴探管的长度,为大型跨声速风洞速度场校测的轴探管设计提供了一种可行的技术方案。

飞船返回舱亚跨声速气动特性及对姿态运动影响的仿真分析

首先分析了飞船返回舱亚跨声速气动特性,指出其受飞行状态影响大的特点。然后采用数值仿真的方法,详细研究了亚跨声速气动特性对返回舱运动特别是姿态运动的影响。所作分析与所得结果有利于工程实际。

Tomo-PIV亚跨声速风洞应用探索

层析粒子图像测速技术(Tomographic Particle Image Velocimetry,Tomo-PIV)是将PIV技术和计算机断层诊断技术(CT)相结合的一种瞬时三维流场速度测量技术,能够定量获取流场的三维结构。通过对该技术的研究,实现了其在亚跨超声速风洞的应用,并进行了超临界翼型小肋减阻的试验验证。基于中国航天空气动力技术研究院FD-12亚跨超声速风洞,设计了体光源和相机等硬件设备的布局方案,解决了示踪粒子的均匀播撒问题,测量了Ma=0.6条件下的自由来流流场,并与PIV测试结果进行对比,两者数据吻合较好,验证了Tomo-PIV的测量精度。针对超临界翼型OAT15a,测量了翼型表面分别贴附光滑薄膜和顺流向对称V形小肋薄膜后翼型尾缘后方的三维速度场。对比发现,贴附小肋薄膜后尾缘后方流场的马赫数增大,说明小肋能够减小翼面摩擦阻力,具有一定的减阻效果。

亚跨声速流动中底凹减阻的数值模拟

为了探索亚跨声速流动中底凹减阻的流动机理,作者对带/不带底凹的二维平面对称弹体绕流流场采用大涡模拟(Large Eddy Simulation)方法进行了非定常数值模拟,并详细分析了底凹对弹体底部的流场影响。结果表明:底凹的存在,使弹体底部的旋涡可扩散区域变大,涡的部分结构会扩散进入底凹;底凹会使弹体底部上、下边缘的剪切层弯曲程度减小,相应的压力梯度变小。另外,旋涡脱落频率的统计结果还表明随底凹深度的增加,弹体底部的旋涡脱落频率减小。研究表明:底凹使底部阻力减小的原因是,底凹使涡的形成位置在流向上上移,旋涡的法向压力梯度降低,底凹深度在1/2D使减阻效果最好,继续增加底凹深度减阻效果变化不大。

亚跨声速大攻角条件下细长体外形侧向喷流气动干扰研究

针对姿控喷流在亚跨声速段的气动干扰效应问题,对细长体在侧向喷流发动机工作时迎风背风面的气动干扰情况进行了计算研究。研究结果表明:迎风面喷流时气动干扰较为复杂,干扰效果变化较为剧烈,喷口下游物面上的低压区和更低压力区在减小法向力的同时产生了抬头力矩;在中小攻角下,法向力和俯仰力矩的干扰特性有相反的变化趋势;较大攻角下迎风面的侧向喷流仍然保持了一定的俯仰力矩操纵能力。迎风面喷管工作时干扰效果变化较为剧烈,背风面喷管工作时干扰效果较为平稳,跨声速条件下的喷流干扰作用比亚声速下更强烈。

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。

亚跨超声速返回舱动稳定特性

在"阿波罗"、"联盟号"和"海盗号"等返回舱与行星探测器研发阶段,动稳定特性严重影响着降落伞系统与控制系统的设计。文章采用风洞自由振动试验方法,研究有/无前端框两种返回舱外形的动稳定特性。试验结果表明:两种返回舱外形动稳定导数的量级在全马赫数范围内都很小,在亚、跨声速,甚至超声速范围均出现动不稳定现象。该现象与返回舱分离区绕流特性密切相关。返回舱的动稳定导数随攻角的起伏变化很大,具有很强的非线性特征。在亚声速和跨声速范围,返回舱的动稳定性呈现明显的极限环振动特性。有/无前端框模型的试验结果对比表明:有前端框模型和无前端框模型动稳定性规律比较接近,但是由于前端框表面绕流影响,无前端框模型的稳定性比有前端框模型要稍差一些。

某亚跨超声速风洞安全联锁控制系统研制

某亚跨超声速风洞安全联锁控制系统针对风洞复杂的运行工况,采用Profinet实时以太网RT通信协议,对安全联锁控制策略以及PLC软件关车程序进行模块化设计,实现了风洞系统状态的实时监测,安全联锁控制策略的自动配置部署以及自动回零、手动、紧急这3种安全关车手段,保证了风洞试验的高效安全运行。

飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。

小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究

在较大迎角范围 ,如何由风洞试验数据预计全尺寸小展弦比飞机的非线性气动特性 ,并与飞行值相关 ,始终是国际航空界致力解决的重大问题 ,本项研究采用风洞试验与工程计算相结合的方法 ,对支架、洞壁、进气、喷流、雷诺数及静弹性等影响相关性的诸因素予以修正 ,并计及配平影响 ,从而比较准确地预计出全尺寸飞机的非线性气动特性。

一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究

针对未来歼击机隐身、高机动和超声速巡航的特点 ,分析了主要的设计矛盾 ,并且就亚跨声速升阻特性、低速大迎角特性和超声速阻力特性等若干设计问题提出了具体的解决方案。作者认为 ,深入研究流动机理 ,挖掘现有气动力措施的应用潜力 ,发展新的设计概念 ,采用相应的总体与控制措施 ,在众多的设计点之间权衡折衷取舍 。

面对称重复使用运载器尾部喷流风洞试验

研究面对称重复使用运载器尾部发动机的喷流干扰特性对于飞行器设计具有重要意义。在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展了亚/跨声速飞行条件下的喷流试验。试验使用常温压缩空气作为喷流介质模拟发动机的高温燃气,采用的相似参数包括:飞行器的几何外形尺寸、飞行器的飞行马赫数、发动机喷管的出口马赫数、发动机喷流与自由来流静压比。试验结果表明了发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩的影响随来流马赫数、喷管、体襟翼偏角等因素的变化规律。